用于升力辅助装置的壳体

摘要

本发明涉及用于飞行器的升力辅助装置(400)的壳体(106)，包括本质上以突出的方式在飞行方向上相对于壳体的外表面延伸的至少一个侧板(104)。本发明还涉及包括升力辅助装置及所述类型的壳体的飞行器。

权利要求

1.一种飞行器，具有：

包括壳体的升力辅助装置，所述壳体具有从所述壳体的外表面延伸且基本沿所述飞行器的飞行方向突出的至少一个侧板，和喷气式发动机，所述喷气式发动机以使得所述壳体至少在所述飞行器的起飞期间至少部分地浸入所述喷气式发动机的射流中的方式布置，其中横向力被施加到所述侧板，使得所述壳体在一个方向上被加载有初始应力，防止所述壳体的材料以压缩和拉伸的方式被交替加载。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板形成为平面的结构或表面优化的结构。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板形成为具有基本恒定的厚度的板或板条。

4.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板从所述外表面基本竖直地突起。

5.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板相对于向下竖直方向成0°和

40°之间的角度。

6.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板具有沿所述外表面的在1m至

3m的长度。

7.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板包括下缘中的朝向所述外表面的一个下缘，该下缘与所述外表面的轮廓曲线配合。

8.根据权利要求7所述的飞行器，其特征在于，所述下缘以阻流方式与所述外表面的轮廓曲线连接。

9.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板包括上缘中的远离所述外表面的一个上缘，该上缘具有在所述外表面上方均匀变化的曲线高度。

10.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板包括从所述壳体的外表面基本竖直地延伸的、在所述侧板的前端处的前缘和/或在所述侧板的后端处的后缘。

11.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板在其前端处具有比在其后端处更小的高度。

12.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板在其前端上具有1cm或更小的高度。

13.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板在其后端上具有15cm或更小的高度。

14.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板在距离其前端和/或后端一距离处的位置处具有最大高度。

15.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板具有从2mm至5mm的厚度。

16.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述侧板具有在上缘上的基本矩形的横剖面。

17.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述一个方向为朝向板材的内侧的方向。

18.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述一个方向为朝向板材的外侧的方向。

说明书

用于升力辅助装置的壳体

技术领域

[0001] 本发明涉及用于飞行器的升力辅助装置的壳体，具体地用于飞行器的襟翼导轨的壳体。本发明另外涉及具有升力辅助装置和该类型的壳体的飞行器。

背景技术

[0002] 尽管本发明可应用于任意的飞行器壳体或太空船的壳体，但本发明和本发明基于的问题将参考喷气式发动机商用飞行器的襟翼导轨壳体进行更为详细的说明。

[0003] 该类型的飞行器通常包括所称的“着陆襟翼”，其能够在起飞阶段和着陆阶段伸展以在低的飞行速度下提供增大的空气动力学升力。为此，着陆襟翼通常在襟翼导轨中布置于机翼下侧。为在全速巡航速度下保持尽可能低的空气阻力，襟翼导轨由相应地空气动力学优化的、能够另外地构造成产生空气动力学升力的壳体包围。

[0004] 然而，特别地在带有布置在机翼下侧上的喷气式发动机的飞行器的情况中，由于发动机的推进射流的效应而发生襟翼导轨壳体的不期望的振动。随同发动机和襟翼导轨壳体的空间接近，飞行器的具体操作状态能够促使振动的发生，例如如果飞行器在仍位于跑道上的状态下在最大推力或加速度期间仍处于地面上。该振动能够引起损伤达到枢转区域中的结构的完全断裂的程度，例如襟翼导轨壳体或其支撑件中的发丝裂纹(hairline crack)。

发明内容

[0005] 因此，本发明的目的在于消除推进射流对于升力辅助装置比如襟翼导轨的损伤效应。

[0006] 根据本发明，该目的借助于具有权利要求1的特征的用于飞行器的升力辅助装置的壳体实现。

[0007] 本发明的构思涉及形成至少一个从壳体的外表面突起并且基本在飞行方向上延伸的侧板。侧板在这里将理解为平面的(表面优化的)结构比如板或板条。

[0008] 由于侧板从壳体的外表面突出并且基本在飞行器的飞行方向上延伸，侧板阻挡壳体的外表面上的空气动力学通量，该空气动力学通量包括显著的与飞行方向垂直的通量分量。以此，如果壳体例如在起飞阶段浸入推进射流，则由于该类型的通量分量引起的非稳定振荡涡旋系统的形成被抑制并且稳定的空气动力学通量产生并绕壳体流动。由于振荡涡旋系统的存在，没有显著的振荡压力振动且由此没有导致损伤性振动的力在壳体的外表面上发生。

[0009] 在从属权利要求中提出了本发明的有利实施方式和改进。

[0010] 根据优选发展例，侧板基本竖直地从外表面突起。在侧板的横向上延伸的通量分量由此在两侧被特别有效地阻挡。

[0011] 根据优选发展例，侧板与竖直向下方向形成在0°和40°之间的角度。这在对向流的情形中具有施加表现出无零通道的横向力的效应，使得壳体和侧板在仅一个方向上被特别柔和地加载。

[0012] 根据优选发展例，侧板具有沿壳体的外表面的从1m至3m的长度。该长度的侧板在低的固有重量的情况中足以使空气动力学通量稳定。

[0013] 根据优选的发展例，侧板包括垂直于壳体的外表面延伸的、在所述侧板的前端处的前缘和/或在所述侧板的后端处的后缘。这产生了前缘的受控的对向流或者后缘的受控的失速。

[0014] 根据优选的发展例，侧板在其前端处具有比在其后端处更低的高度。侧板在其前端处的高度优选地是1cm或更低，从而消除前缘上的涡旋的形成。

[0015] 根据优选的发展例，侧板在其后端上具有15cm或更小的高度。该高度的侧板在充分的稳定性和低的固有重量的情况中使空气动力学通量足够地稳定。优选地，侧板在距离其前端和后端的某一距离处的位置处具有最大高度。

[0016] 根据优选发展例，侧板具有在2mm和5mm之间的厚度。这在低的重量的情况中使侧板能够具有高的稳定性。侧板优选地具有基本矩形的横剖面。这能够实现在上缘处的受控失速。

[0017] 根据优选的发展例，本发明提供了具有包括该类型的壳体的升力辅助装置的飞行器。该飞行器优选地包括布置成使得在飞行器的操作阶段中壳体至少部分地浸入喷气式发动机的射流中的推进射流。以此，喷气式发动机和升力辅助装置的位置能够被优化，而没有构造上的限制并且不发生对于壳体的损伤。

[0018] 根据优选的发展例，侧板形成于壳体的朝向射流的侧部。侧板由此直接地在直接对向流的部位处经由推进射流特别有效地工作。

附图说明

[0019] 将使用实施方式并参考附图进一步说明本发明。

[0020] 在附图中：

[0021] 图1A和图1B是具有根据本发明的两个实施方式的壳体的飞行器机翼的在飞行方向上的截面图；

[0022] 图2是根据实施方式的壳体的侧板的示意性透视图；

[0023] 图3示出根据不同实施方式的壳体的侧板上的压力分布的仿真功能曲线；

[0024] 图4是以仿真流示出的、根据实施方式的壳体的的背部的透视图；

[0025] 图5是以仿真流示出的、图4的壳体的部分的仰视图；

[0026] 图6是以仿真流示出的、常规壳体的背部的透视图；和

[0027] 图7是以仿真流示出的、图6的壳体的部分的仰视图。

具体实施方式

[0028] 在附图中，除非另外标示，相同的附图标记标注相同的或者功能上相同的部件。

[0029] 图1A是喷射驱动商用飞行器118的机翼402的一部分的示意性后视图，其中机翼固定到飞行器118的机身120上。观察者的观察方向对应于飞行器118的飞行方向。在机翼402的朝向观察者的后缘404，机翼402包括以可从作为升力辅助装置的襟翼导轨缩回的方式被支撑的着陆襟翼400、401。襟翼导轨本身由壳体100包围并且在图1A中未示出。襟翼导轨壳体100基本在飞行方向上沿机翼402的下侧的一部分延伸，例如在本情况中从机翼402的近似中央部远至其后缘404或者超过后缘404的边缘。

[0030] 同样地，发动机安装部116在襟翼导轨壳体100附近被固定于机翼402的下侧，并且保持飞行器118的喷气式发动机112。在操作期间，喷气式发动机112产生与飞行方向逆向的推进射流114，推进射流114的截面和方向依赖于飞行器118的操作状态。图1A中的虚线以高度示意性的方式标示了在喷气式发动机112在地面的操作期间在机翼的后缘404的区域中的推进射流114的截面，例如当飞行器未移动、或者在起飞期间在地面上加速时。在该操作状态中，推进射流114在地面、部分地浸入推进射流114中的着陆襟翼壳体100的影响下被向外偏转，并且在襟翼导轨的壳体100比所示地更进一步向底面下降以使着陆襟翼400、401伸展时被偏转至更大的程度。

[0031] 在本实施方式中，仅作为示例，襟翼导轨壳体100被布置成与发动机安装部116距离飞行器机身120相同的距离。发动机安装部116例如能够包括过渡到襟翼导轨的壳体100中的发动机安装部壳体。

[0032] 在襟翼导轨壳体100的外表面106上，侧板104被固定于朝向射流114的侧部，在本情况中即固定于板材的以及遇到壳体100且被向外偏转的射流的内侧，该侧板沿壳体100的外表面106在飞行方向上延伸并且在外表面106上的近似竖向后缘中在其朝向观察者回转的端部处结束。该侧板104在与竖直向下方向108成近似40°的角度γ并且基本垂直于壳体的外表面106的平面中延伸。相对于壳体100的纵轴，侧板104的平面基本径向地延伸。

[0033] 图1B示出了替代实施方式，其中通过示例，襟翼导轨壳体100被布置成相对于发动机安装部116在板材内侧的方向上即朝向机身120偏移。这里假设襟翼导轨壳体100和发动机安装部116以此偏移某一距离从而在喷气式发动机112在地面上的操作中和射流114由于射流114相对于板材外侧发散而向外偏转时，推进射流114遇到壳体100。侧板被固定于襟翼导轨壳体100的在朝向射流114的侧部上的外表面106上，在本情况中即固定于板材的外侧。

[0034] 图4是根据另一个实施方式的襟翼导轨壳体100的背部的透视图，该实施方式基于空客A380的最远外侧布置的襟翼导轨的情况。在该类型的飞行器中，最外侧的发动机以距离所述的飞行器机身和襟翼导轨壳体100相等距离的方式布置。侧板104已安装到板材的内侧，如图4中所观察到的，该侧板沿壳体的外壁106延伸过3m的长度、在外壁上竖向竖立并且与竖直向下方向形成γ＝20°的角度。示出了在下降位置中的着陆襟翼400，其中壳体100在发动机的操作期间浸入发动机的推进射流中。

[0035] 另外，在图4中示出了通量线410，该通量线已经通过流体力学中常用的混合Navier-Stokes进行了数值计算以仿真在发动机在地面上的全推力时、在所示位置中在壳体100周围的空气动力学通量。第一组通量线414标示在壳体100的底壁上的流动，该流动基本沿侧板104在飞行的方向上定向远至壳体100的后端406。第二组通量线412标示在壳体100的板材内侧上的流动，该流动也基本沿着侧板104在飞行方向上指向远至壳体100的与第一组通量线414组合的后端406。存在稳定流动并且没有导致振动的振荡。另外，所示的流动产生朝向板材的内侧(朝向观察者)指向的、壳体100的初始应力，这与振荡的存在无关地防止壳体100的材料以压缩和拉伸的方式被交替加载并且由此防止材料疲劳。

[0036] 图5是以图4的仿真结果的仿真流动示出的、图4的壳体的部分的仰视图。侧板的曲线能够清楚地到，对同一侧板，其后端204处的后缘206比前端200处的前缘高。

[0037] 图6和图7示出用于比较常规着陆襟翼壳体的后部分与根据图4和图5中的相同方式仿真的流动的比较。所示的构造对应于空客A380的最外侧襟翼导轨的常规壳体。

[0038] 沿壳体的底壁流动的第一组通量线414包括具有在壳体100的侧壁的方向上向上定向的分量的、相当大数目的通量线。沿壳体100在侧壁上流动的第二组通量线412也包括具有朝向底壁向下定向的分量的、相当大由第一组414与第二组412形成的通量场壳体100的倒圆区域中相遇以形成非稳定涡旋系统，其中该倒圆在板材的内侧，非稳定涡旋系统根据给定的压力局部分布在连接壳体100的底部与侧壁的倒圆周围不规则振荡。非稳定涡旋系统导致在壳体的上表面上的振荡的压力分布，该分布引起使材料损伤的振动。

[0039] 图2是根据实施方式例如图1的实施方式的壳体的侧板的示意性透视图。侧板104具有厚度为D的矩形横截面廓线和矩形上缘208。下缘210与襟翼导轨壳体的上表面的轮廓曲线配合。在前端200上，侧板以基本与壳体的外表面垂直的前缘202开始，前缘202具有高度H1、沿上缘208在其长度上以在距离两端某一距离处的位置中到达最大高度H3的键的形式延伸、并且在侧板的后端204处以也是基本与壳体100的外表面垂直并且具有高度H2的后缘结束。

[0040] 图3示出了全部与图2中所述的基本形式对应的、不同地形成的侧板上的压力分布的仿真功能曲线，其中假设厚度D总是为3mm、高度H1总是为1cm并且高度H2总是为15cm。在各情况中，仿真基于比如图4至图7中所示的那些构件的构造，而与侧板的形式无关。

[0041] 曲线311至313均对应于具有长度L＝300cm的侧板，纵坐标沿水平轴线304标示距离飞行器的空气动力学系统的中央部的距离。侧板在曲线311的情况中与向下竖向形成γ＝0°的角度、在曲线312的情况中形成γ＝30°的角度、并且在曲线312的情况中形成γ＝20°的角度。沿竖轴302，每个曲线示出了在各纵向坐标处的侧板上的压力分布，在底部上已经单独标出了大气压力300。

[0042] 在曲线314至316的情况中，已假设长度L＝203cm的侧板，如从纵坐标能够观察到的，侧板被布置成进一步朝向壳体的后端。侧板在曲线314的情况中与向下竖向形成γ＝0°的角度、在曲线315的情况中形成γ＝20°的角度、并且在曲线316的情况中形成γ＝40°的角度。曲线313示出了特别有利的压力分布，其中压力在侧板的整个长度上平缓地变化，并且大气压力线300不交叉，从而侧板和壳体不暴露于变化的压力和拉伸应力。

[0043] 该类型的侧板例如由复合材料生产出并且借助于整合在该壁中的紧固元件连接到壳体的外壁。

[0044] 尽管当前基于优选实施方式说明了本发明，但本发明不局限于此，可能够以许多不同的方式修改。

[0045] 例如，本发明还能够应用于襟翼导轨壳体之外的各类型的升力辅助装置，以及应用于被安装在机翼下方或者喷气式发动机的推进射流能够接触到的其它位置处的实际载荷、和其它部件。

[0046] 附图标记列表

[0047] 100 襟翼导轨壳体

[0048] 101 壳体的纵向轴线

[0049] 102 襟翼导轨

[0050] 104 侧板

[0051] 106 外表面

[0052] 108 竖直向下方向

[0053] 110 横剖面

[0054] 112 喷气式发动机

[0055] 114 射流

[0056] 116 引擎安装壳体

[0057] 118 飞行器

[0058] 120 飞行器机身

[0059] 200 侧板的前端

[0060] 202 前缘

[0061] 204 侧板的后端

[0062] 206 后缘

[0063] 208 上缘

[0064] 210 下缘

[0065] 300 大气压力

[0066] 302 仿真压力分布

[0067] 304 空气动力学系统的x坐标

[0068] 311-316 压力分布曲线

[0069] 400，401 着陆襟翼

[0070] 402 机翼

[0071] 404 机翼的后缘

[0072] 406 壳体的后端

[0073] 410 通量线

[0074] 412 侧壁上的通量

[0075] 414 底壁上的通量

[0076] D 侧板的厚度

[0077] H1 前缘的高度

[0078] H2 后缘的高度

[0079] H3 最大高度

[0080] γ 与向下竖直的角度